ОРБИТАЛЬНЫЙ  САМОЛЕТ

Бауржанулы  Исламбек

студент  2  курса,  кафедра  «Конструкция  и  испытание  летательных  аппаратов»  филиала  «Восход»  МАИ,  Республика  Казахстан,  г.  Байконур

E-mail: 

Шестопалова  Ольга  Львовна

научный  руководитель,  канд.  техн.  наук,  доцент  декан  факультета  «Испытания  летательных  аппаратов»  филиала  «Восход»  МАИ,  Республика  Казахстан,  г.  Байконур

В  настоящее  время  в  космонавтике  вопрос  транспортного  сообщения  «Земля-Космос-Земля»  является  проблемным,  т.  к.  относительно  высокая  стоимость  одноразовых  ракет-носителей  (РН),  жесткая  привязка  их  к  месту  и  времени  старта,  и  другие  недостатки  являются  одним  из  сдерживающих  факторов  освоения  человеком  околоземного  пространства.  Одним  из  вариантов  решения  этой  проблемы  могло  бы  стать  создание  авиационно-космической  системы  (АКС)

Орбитальный  самолёт  (ОС)  —  крылатый  летательный  аппарат  (ЛА)самолётной  схемы,  выходящий  или  выводимый  наорбитуискусственного  спутника  Землипосредством  вертикального  или  горизонтального  старта  и  возвращающийся  с  неё  после  выполнения  целевых  задач,  совершая  горизонтальную  посадку  на  аэродром,  активно  использующий  при  снижении  подъёмную  силупланёра.

ОС  является  АКС  либо  её  частью.  В  зависимости  от  способа  выхода  на  орбиту  ОС  подразделяются  накосмопланыикосмолёты.  Космопланы  и  космолёты  необязательно  являются  орбитальными  —  они  могут  быть  также  суборбитальными,  предназначенными  лишь  для  превышенияграницы  космоса  в  100  км.

Ввиду  необходимости  при  создании  космолётов  на  порядок  более  сложных  двигательных  и  конструкционных  технологий  ни  один  из  проектов  космолётов  к  настоящему  времени  реализован  не  был  [3].

Целью  данной  работы  является  создание  ОС,  который  будет  являться  частью  АКС,  способной  выводить  полезный  груз  на  низкую  околоземную  орбиту  Земли.  Плюсами  АКС  является  многократное  использование  ОС  для  выведения  полезных  грузов  на  суборбитальные  высоты,  без  больших  затрат  на  одиночный  вылет  ОС,  в  сравнении  с  запуском  РН.  Минусами  же  является  высокая  стоимость  производства  одного  ОС,  которая  окупается  лишь  с  проведением  большого  количества  запусков  АКС.

РАЗРАБОТКА  МОДЕЛИ  АППАРАТА

Для  начала  необходимо  определить  массовые  характеристики  грузаОС.  В  качестве  полезного  груза  предлагается  использование  известных  многоразовых  космических  аппаратов  (КА),  таких  как  КА  «Клипер»  или  других  КА  схожих  по  массово-габаритным  характеристикам  (масса  КА  «Клипер»  составляет  14000  кг).  Данный  КА,  при  необходимости,  будет  иметь  возможность  присоединенияк  разгонному  блоку  (РБ)  для  окончательного  выведения  аппарата  на  целевую  орбиту.  В  качестве  разгонного  блока  может  рассматриваться  семействоРБ  «Бриз»  или  РБ  ДМ  (масса  РБ  ДМ  с  топливом  17800  кг)  [5].

Рисунок  1.  КА  «Клипер»

Самолетами,  способными  уместить  схожие  по  объему  и  весу  грузы,  являются  стратегические  бомбардировщики.  Именно  от  их  массово-габаритных  характеристик  и  производится  расчет.  В  среднем  масса  пустого  бомбардировщика  составляет  70—100  тонн.  За  «сухой»  вес  ОС  берется  значение  в  70  тонн.

Рисунок  2.  Разгонный  блок  ДМ-SLБ

Двигательная  установка  аппарата

В  качестве  двигательной  установки  (ДУ)  ОС  рассматривается  комбинированная  ДУ,  состоящая  из  гиперзвукового  прямоточного  воздушно-реактивного  двигателя  (ГПВРД)  и  турбореактивного  двигателя  (ТРД).

Плюсы  ГПВРД

Одним  из  главных  преимуществ  является  высокий  предел  максимальной  скорости  для  воздушно-реактивных  двигателей,  который  оценивается  в  М  =  12—24,  когда  для  ТРД  предел  скорости  составляет  М  =  3.  Это  объясняется  тем,  что  поток  воздуха,  поступающий  в  компрессор  ТРД,  обладает  большей  скоростью,  а  из-за  его  последующего  торможения  начинают  расти  температура  и  аэродинамическое  сопротивление.  В  отличие  от  ТРД  ГПВРД  имеет  малое  количество  движущихся  частей.  ГПВРД  состоит  из  имеющего  сужение  воздуховода,  в  котором  поступающий  воздух  претерпевает  сжатие  из-за  высокой  полетной  скорости  ЛА.  Камеры  сгорания,  где  происходит  сжигание  топлива,  сопла,  через  которое  происходит  истечение  выхлопного  газа  со  скоростью,  большей  скорости  притока  воздуха,  что  и  создает  тягу  двигателя.

Рисунок  3.  Принцип  работы  ГПВРД

Минусы  ГПВРД

В  связи  с  высокой  скоростью  полета  и  повышенным  термическим  нагрузкам,  ЛА  с  ГПВРД  нуждается  в  специальных  жаропрочных  материалах  и  в  эффективных  охлаждающих  системах.  Как  правило,  в  качестве  теплоносителя  предлагается  использовать  топливо,  во  многом  аналогично  тому,  как  в  современных  ракетных  двигателях  используют  топливо  или  окислитель  при  охлаждении  сопла  и  камеры  сгорания.  Добавление  любой  сложной  охлаждающей  системы  приводит  к  увеличению  веса  и  снижению  эффективности  системы  в  целом.  Таким  образом,  необходимость  активной  системы  охлаждения  является  сдерживающим  фактором,  снижающим  эффективность  и  перспективность  применения  ГПВРД.

Также  основной  проблемой  является  наличие  дополнительной  двигательной  системы.  Гиперзвуковой  самолёт  не  может  произвести  достаточно  тяги  до  тех  пор,  пока  не  будет  разогнан  до  скорости  М  ≈  3—5,  данная  цифра  в  большей  степени  зависит  от  конструкции  ГПВРД.  Тем  не  менее,  самолёт  с  горизонтальным  взлётом  должен  быть  оснащен  дополнительными  ТРД  или  ракетными  двигателями  для  взлёта  и  начального  набора  высоты  и  разгона  [2].

Из  данного  обзора  следует,  что  наиболее  эффективной  для  ОС  будет  ДУ,  представляющая  собой  комбинацию  ГПВРД  и  ТРД.  Данное  решение  используется  в  разрабатываемом  гиперзвуковом  самолете  SR-72  (рис.  4).

Рисунок  4.  Схема  ДУ  SR-72

В  качестве  ТРД  предлагается  использование  ТРД  изменяемого  цикла  Pratt  &  Whitney  J58-P4,  используемые  на  самолете  SR-71.  Данный  самолет  является  рекордсменом  по  скорости  полета  для  ЛА  приводимых  турбореактивными  двигателями  (М  =  3).  Для  ОС  будет  достаточным  использование  четырех  таких  двигателей.  На  максимальной  скорости  полета  один  двигатель  будет  использовать  около  300  кг  топлива  в  минуту  (за  основу  взят  расход  топлива  самолета  SR-71  [7]).

Для  данной  ДУ  планируется  работа  в  двух  режимах:  до  скоростей  М  =  3  работает  традиционный  турбореактивный  двигатель,  а  при  скорости  выше  М  =  3  работает  ГПВРД.  Для  снижения  веса  необходимо  будет  запускать  самолет  с  минимально  возможным  запасом  топлива  и  дозаправлять  его  в  полете  (минимальный  запас  топлива  составит  36000  кг,  данного  запаса  хватит  на  полет  длительностью  в  30  мин.).

Аэродинамическая  схема

Для  самолётов  со  значениями  M  =  4,5  и  более  аэродинамическая  схема  в  значительной  степени  определяется  диапазоном  значений  M.  Главным  требованием  к  такой  схеме  является  необходимость  обеспечения  восприятия  больших  температур  и  тепловых  потоков  на  поверхности  самолёта.

«Летающее  крыло»  —  аэродинамическая  схема  с  редуцированным  фюзеляжем,  роль  которого  играет  крыло,  несущее  все  агрегаты,  экипаж  и  полезную  нагрузку.

Преимуществом  «летающих  крыльев»  является  отсутствие  фюзеляжа  и  больших  плоскостей  управления,  что  снижает  удельную  массу  планера  и  даёт  возможность  существенно  увеличить  массу  полезной  нагрузки  и  запас  топлива.  Данные  преимущества  наиболее  ясно  выступают  именно  в  тяжелых  самолетах:  уменьшение  сопротивления,  уменьшение  веса,  устранение  возможности  вибрации  хвостового  оперения.

Недостатки  схемы  являются  продолжением  её  достоинств  —  небольшое  удаление  плоскостей  управления  от  центра  масс  обусловливает  их  низкую  эффективность,  что  делает  самолёт  очень  неустойчивым  —  рыскливым  —  в  полёте.  Невозможность  решить  эту  проблему  до  внедрения  электродистанционных  систем  управления,  автоматически  поддерживающих  прямолинейный  полёт,  привела  к  тому,  что  самолёты  такой  схемы  до  сих  пор  не  получили  массового  распространения  [4].

Наиболее  приемлемой  аэродинамической  схемой  для  ОС  будет  является  схема  «летающее  крыло».

На  данный  момент  можно  определить  все  массовые  характеристики  ОС.

Таблица  1 . 

Взлетная  масса  ОС

МАТЕМАТИЧЕСКОЕ  МОДЕЛИРОВАНИЕ  МОДЕЛИ  ОС

Для  математического  моделирования  модели  ОС  используется  пакет  САПРSolidworks. 

Рисунок  5.  Вид  масштабной  модели  ОС  в  трех  проекциях  и  в  изометрии

Создается  масштабная  модель,  которая  позволяет  определить  необходимые  параметры  для  создаваемого  ОС.

Таблица  2. 

Габариты  масштабной  модели

Одним  из  главных  параметров  является  C_y  (коэффициент  подъемной  силы)  —  коэффициент  Смитона,  значение  которого  требуется  для  вычисления  подъемной  силы  крыла:

,

где:  Y  —  подъемная  сила  (Н),

C_y   —  коэффициент  подъемной  силы,

  —  плотность  воздуха  на  высоте  полета  (кг/м³),

  —  скорость  набегающего  потока  (м/с),

  —  характерная  площадь  (м²).

В  среднем  взлетная  скорость  тяжелых  самолетов  составляет  100—150  м/с.  Плотность  воздуха  на  поверхности  Земли  около  1  кг/м³,  а  температура  —  293,2  К.

Проведен  трехмерный  расчет  модели  при  скорости  набегающего  потока  150  м/с,  при  плотности  воздуха  1  кг/м³  и  температуре  293,2  К.  Основной  целью  расчетаявляется  нахождение  силовых  воздействий  на  данную  модель.

Моделирование  дало  следующие  результаты:

Таблица  2. 

Результаты  моделирования  для  взлетной  скорости

Полученные  данные  необходимы  для  определения  коэффициента  Смитона  ОС.  Подъемная  сила  для  масштабной  модели  в  среднем  достигает  значения  3,56  Н,  а  сила  лобового  сопротивления  0,15  Н.

Определение  из  формулы  подъемной  силы  коэффициента  Смитона: 

  =  0,0072=0,04395062.

Используя  формулу  подъемной  силы,  определено  отношение  размеров  масштабной  модели  и  реальных  размеров  ОС:

  =  3146,96629  (м²)  —  площадь  крыльев  ОС.

=    =661,119242  —  коэффициент  пропорциональности  реальных  размеров  ОС  и  масштабной  модели.

где:    —  площадь  крыла  прототипа,

—  площадь  крыла  модели.

Для  получения  габаритных  характеристик  аппарата  достаточно  умножить  размеры  масштабной  модели  на  коэффициент  пропорциональности.

Таблица  3. 

Размеры  ОС

Необходимо  определить  эффективность  данной  аэродинамической  компоновки  для  скоростей  порядка  М  =  8  (2640  м/с),  которая  является  теоретической  скоростью  полета  SR-72,  от  характеристик  ДУ  которого  и  идет  расчет.  Так  как  полет  будет  проходить  в  стратосфере,  то  плотность  воздуха  и  температура  будут  существенно  ниже,  чем  у  поверхности;  плотность  воздуха  примерно  в  200  раз  меньше,  чем  у  поверхности,  а  температура  —  около  нуля  градусов  Цельсия.

Проведен  расчет  масштабной  модели  при  скорости  набегающего  потока  М  =  8  (2640  м/с),  при  плотности  воздуха  0,005  кг/м³  и  температуре  273  К.

Таблица  4. 

Результаты  моделирования  масштабной  модели  ОС  для  скорости  М=8

Подъемная  сила  при  таких  условиях:

  =  2357084  (Н).

По  результатам  расчета  можно  определить,  что  подъемной  силы  будет  достаточно  при  скорости  8  М  для  данных  массовых  характеристик  ОС.

Для  определения  эффективности  аэродинамической  компоновки,  вычислено  аэродинамическое  качество  ОС  для  скорости  М=8:

  =    =  4,63.

где:    —  значение  подъемной  силы  ЛА,

  —  значение  лобового  сопротивления  ЛА. 

Как  пример  можно  привести  аэродинамическое  качество  самолета-истребителя  МиГ-25,  которое  принимает  значение  4,2  для  скорости  полета  М  =  1,5.

Как  видно  из  расчета,  прототип  будет  являться  крупным  ЛА.  В  пример  можно  привести  сравнение:

Рисунок  6.  Сравнение  длин

Рисунок  7.  Сравнение  размаха  крыльев

В  перспективе  теоретически  возможно  использование  комбинированной  ядерной  двигательной  установки  (ЯДУ),  в  пример  можно  привести  ДУ  проекта  М19. 

Она  включала  в  себя:

·     маршевый  ядерный  ракетный  двигатель  (ЯРД)  с  тягой  около  300  т:

·     10  двухконтурных  турбореактивных  двигателей  с  форсажной  камерой  и  теплообменниками  от  ядерного  реактора  во  внутреннем  и  наружном  контурах  (ядерные  ДТРДФ),  тяга  каждого  до  25  т.;

·     гиперзвуковые  прямоточные  воздушно-реактивные  двигатели  (ГПВРД  —  топливо  впрыскивалось  под  днище  в  хвостовой  части  и,  сгорая  в  расширяющимся  канале  образованном  хвостовой  частью,  создавало  тягу).

Топливом  для  ДТРДФ  и  ГПВРД  служил  жидкий  водород,  он  же  являлся  и  рабочим  теломи  теплоносителем  в  ЯРД.  Схема  работы  силовой  установки  была  следующей:

·     «взлет»  и  набор  высоты  15  км,  с  разгоном  до  скорости  М  =  2,5—2,7  выполнялся  на  ядерном  ДТРДФ  (подогрев  воздуха  от  теплообменника  только  во  внутреннем  контуре)  с  включенной  форсажной  камерой;

·     «разгон»  до  скорости  М  =  3,5  выполнялся  при  работе  ДТРДФ  в  режиме  прямоточногодвигателя  с  подогревом  воздуха  во  внешнем  контуре  ивключенной  форсажной  камере,при  достижении  этой  скорости  к  ДТРДФ  подключаются  ГПВРД,  которые  вместе  обеспечивали  разгон  аппарата  до  скорости  М  =  16  и  набор  высоты  50  км;

·     на  высоте  около  50км,  при  достижении  скорости  16М  происходил  отстрел  хвостовогообтекателя  и  включение  ЯРД  [1].

При  наличии  на  борту  окислителя  и  небольших  изменений  в  ДУ,  аппарат  теоретически  будет  способен  проводить  полеты  и  в  безвоздушном  пространстве.

СРАВНИТЕЛЬНАЯ  ОЦЕНКА  СОВРЕМЕННЫХ  РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ  И  АКС

Стоимость  запуска  АКС  будет  складываться  из  двух  стоимостей:

1.  Стоимость  полета  ОС.

2.  Стоимость  системы  довыведения. 

Для  ОС  стоимость  полета  будет  оцениваться  примерно  в  8  миллионов  долларов  и  выше  (за  основное  значение  стоимости  полетов  берется  значение  стоимости  полетов  высокоскоростного  разведчика  SR-71).Примерное  время  полета  для  данной  стоимости  составит  около  30  минут  (без  учета  дополнительных  дозаправок  в  полете).  Планируется,  что  данный  аппарат  будет  подниматься  в  воздух  при  минимальной  взлетной  массе  для  более  грамотного  использования  начальной  подъемной  силы,  поэтому  в  массовых  характеристиках  указано  лишь  минимально  необходимое  количество  топлива.  В  процессе  эксплуатации  планируется  активные  дополнительные  заправки  в  полете.

В  среднем  стоимость  сборки  и  запуска  блоков  довыведения  на  орбиту  составляет  около  20  миллионов  долларов  (РБ  ДМ,  «Бриз-М»).  Поэтому  данная  цифра  рассматривается  как  стоимость  системы  довыведения.

Масса  полезного  груза  для  АКС  составляет  14000  кг.  Путем  несложных  математических  вычислений  (отношение  стоимости  запуска  к  массе  полезного  груза)  можно  определить  стоимость  доставки  1  килограмма  на  низкую  околоземную  орбиту,  которая  составит  примерно  2000  $/кг.  В  данной  оценке  не  была  учтена  стоимость  создания  ОС.

Таблица  5. 

Сравнение  стоимости  доставки  на  низкую  околоземную  орбиту

Также  следует  учитывать,  что  основная  стоимость  вывода  полезной  нагрузки  на  орбиту  заключается  в  стоимости  создания  и  подготовки  к  запуску  одноразовой  РН.

Стоимость  доставки  для  разрабатываемых  средств  следующего  поколения  (планируемые  цифры):

1.  МАКС  —  $  1—2  тыс./кг.

2.  Skylon  —  $  1—2  тыс./кг.

Стоимость  производства  ОС

В  данный  момент  единственным  самолетом  с  аэродинамической  компоновкой  «летающее  крыло»,  который  был  бы  схож  по  массово-габаритным  характеристикам  с  ОС,  является  бомбардировщик  B-2  Spirit.  Стоимость  одного  B-2  со  всем  необходимым  оборудованием  для  обслуживания  составляет  2  миллиарда  1  миллион  долларов  [6].  Такая  высокая  цена  обусловлена  дороговизной  производства  фюзеляжа  такой  формы  (создание  композитных  материалов  и  металлов  сложных  форм  стало  возможно  лишь  с  началом  использования  компьютерной  техники  в  производстве  и  проектировании).  Также  цена  B-2  Spirit  повышается  из-за  использования  технологий  понижения  радиолокационной  заметности,  которые  не  являются  необходимостью  в  орбитальном  самолете.  Следовательно,  серьезным  вопросом  в  проектировании  данного  ЛА  станет  стоимость  производства  одной  единицы.  В  обозримом  будущем,  с  введением  новых  техник  производства  материалов,  возможно  понижение  стоимости  создания  одного  ОС.

ВЫВОД

В  данной  работе  была  рассмотрена  возможная  перспектива  развития  систем  выведения  полезных  грузов  в  космическое  пространство.  В  процессе  расчета  было:

1.  Определено,  что  наиболее  эффективной  аэродинамической  компоновкой  дляОС  является  схема  «летающее  крыло».

2.  Предложена  двигательная  установка,  представляющая  собой  комбинированную  ДУ  (турбореактивный  двигатель  и  гиперзвуковой  прямоточный  реактивный  двигатель).

3.  Определены  теоретические  летные  (эффективность  аэродинамической  компоновки,  максимальная  подъемная  сила  для  разных  высот  и  условий  полета,  рабочая  скорость  и  высота  полета)  и  массовые  характеристики  («сухая»  масса  аппарата,  масса  топлива,  ДУ,  полезного  груза).

4.  Произведена  оценка  стоимости  доставки  груза  на  низкую  околоземную  орбиту  и  примерная  стоимость  производства  одного  аппарата.

Список  литературы:

1.Интернет-энциклопедия  «Испытателей  аэрокосмической  техники»:  сайт  —  [Электронный  ресурс]  —  Режим  доступа.  —  URL:  http://www.testpilot.ru/review/bondaruk_1.htm  (дата  обращения:  12.09.2014).

2.Рассел  Д.  Гиперзвуковой  прямоточный  воздушно-реактивный  двигатель  Bookvikapublishing,  2012.

3.Свободная  энциклопедия  Википедия:  сайт  —  [Электронный  ресурс]  —  Режим  доступа.  —  URL:  https://ru.wikipedia.org/wiki  /Орбитальный_самолёт  (дата  обращения:  29.08.2014).

4.Словари  и  энциклопедии:  сайт  —  [Электронный  ресурс]  —  Режим  доступа.  —  URL:  http://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_tech  /1645/Аэродинамическая_схема  (дата  обращения:  5.08.2014).

5.Энциклопедия  «крылатого  космоса»:  сайт  —  [Электронный  ресурс]  —  Режим  доступа.  —  URL:  http://www.buran.ru/htm/cliper.htm  (дата  обращения:  23.08.2014).

6.Northrop  Grumman  official  website  (официальный  сайт  промышленной  компании  Northrop  Grumman):  сайт  —  [Электронный  ресурс]  —  Режим  доступа.  —  URL:  http://www.northropgrumman.com/Capabilities/B2SpiritBomber/Pages/default.aspx  (дата  обращения:  18.09.2014).

7.The  Blackbird  arсhive  (архив  самолета  “Blackbird”):  сайт  —  [Электронный  ресурс]  —  Режим  доступа.  —  URL:  http://www.sr-7.org/blackbird/  (дата  обращения:  26.09.2014).